基于T5離子推力器無拖曳飛行技術

黃永杰，楊福全，賈艷輝

（蘭州空間技術物理研究所真空技術與物理重點實驗室，甘肅 蘭州 730000）

基于T5離子推力器無拖曳飛行技術

黃永杰，楊福全，賈艷輝

（蘭州空間技術物理研究所真空技術與物理重點實驗室，甘肅 蘭州 730000）

GOCE是世界上首次應用無拖曳飛行技術的科學測量衛星，用于測量地球重力場和穩態海洋環流。大氣阻尼補償系統是實現無拖曳飛行的重要技術支撐，其核心單元是T5離子推力器。基于T5離子推力器無拖曳飛行，論述了從入軌測試到執行任務的技術特點、運行及性能。并對T5離子推力器在大氣阻尼補償系統中的應用做了總結，提出了離子推力器發展應用的建議。

GOCE；大氣阻尼補償；T5離子推力器

0 引言

航天器的無拖曳飛行需要高精度地控制推力輸出，對推力控制系統提出了很高的要求。航天器的阻尼補償是利用推力控制系統消除全部的非重力擾動力，從而使衛星實現無拖曳飛行，即沿純粹重力軌道做自由落體運動[1]。一般情況下衛星在軌運行受到眾多擾動因素影響，對于低軌道衛星受到的主要擾動為大氣阻尼，其他因素包括地球磁場效應、太陽輻照產生的光壓或力矩以及季節變化和晝夜交替等。

電推進系統（IPA）是衛星實現無拖曳飛行的主要手段，為無拖曳飛行衛星提供了低擾動的環境。通過合理設計實現了除重力之外，對其他作用力的高度解耦。離子推力器具有高比沖、長壽命等特點，并能夠節約推進劑。離子推力器推力的精確可調節特點，是最適宜于在衛星阻尼補償中應用。阻尼補償要求IPA具有快速響應、寬范圍高分辨率推力調節和低推力噪聲的特點，因此傳統的化學發動機無法滿足要求。

GOCE[2-9]衛星是歐空局（ESA）于2009年3月發射的地球重力場科學測量衛星[10-12]。能夠測量地球重力場和穩態海洋環流，并提供高精度和高分辨率的地球重力場和大地水準面模型。由于GOCE衛星的飛行軌道為近似圓形的太陽同步軌道，高度約為250 km，這導致衛星受到的大氣阻尼在一個繞軌飛行內有很大的變化范圍。

1 T5離子電推進無拖曳的應用

英國的T5離子推力器應用于GOCE衛星的非保守力補償，該推力器的主要性能特征包括：（1）高比沖3 000 s；（2）推力調節范圍大0.6～20.6 mN；（3）穩態工作條件下推力矢量穩定度高±0.02°；（4）推力噪聲小。

GOCE衛星總共搭載了兩套IPA作為主備份，分別為主系統A和備份系統B。在整個任務運行過程中，除了在試車階段啟動B系統，其余工作時間只啟動A系統。總系統包括2臺T5離子推力器（ITA）、2套控制系統（IPCU）、2套氙氣比例供給系統（PXFA）和1個氙氣罐（XST）。以下分別從系統組成、入軌測試以及工作運行等方面對該推力器進行總結。

1.1 系統組成

英國對離子電推進的研究開始于1967年，主要是Kaufman型離子推力器，研發離子推力器主要以通信衛星的南北位保和飛行IPA為應用目標[13-14]。英國QinetiQ公司針對重力測量衛星大氣阻尼補償的應用需求，從上世紀90年代末開始，在QinetiQ T5mkV推力器基礎上發展了推力可連續精細調節的離子推力器。其推力調節范圍可以穩定實現0.6～20.6 mN之間，最佳工作點處的比沖3 500 s。研制初期，推力器的柵極系統為鉬材質的三柵極結構，后來針對GOCE衛星應用，研制了C/C材料加速柵的雙柵結構，如圖1所示。T5離子推力器設計為發散場，磁場源為6個螺線管電磁鐵。柵極口徑為10 cm，離子光學系統由屏柵和加速柵組成。考慮到任務對推力器性能和壽命的要求，對柵極進行了優化設計：加速柵采用抗濺射的石墨材料；屏柵為沖壓和熱處理的鉬材料；空心陰極為3 mm鋇鎢陰極，推力器性能參數如表1所列。

圖1 T5離子推力器三柵和雙柵設計

IPCU模塊集成了電源處理單元和控制單元，主要功能是向ITA和PXFA提供各種要求的電源、實現與衛星通訊和數據接口、執行推力調節控制等。為了保證實現推力的快速調節IPA設計的工作頻率為100 Hz，主要技術指標如表2所列。

PXFA模塊[15-16]由荷蘭的Bradford研制。在此模塊中同樣采用主備份設計，兩單元氣路之間的切換由電磁閥完成。兩單元都采用比例流率控制方式為ITA準確地提供三路推進劑流率。推進劑比例流率調節組件由壓力控制和流率控制兩部分組成。主流率的調節是由一個流量調節閥和熱測量原理的流量傳感器組合的子系統來完成的，并且采用了閉環控制調節。實現了在0.01～0.63 mg/s范圍內的流率調節。流率需求指令采集頻率為10 Hz，執行器的控制指令為100 Hz。PXFA主要技術參數如表3所列。

1.2 在軌飛行

GCOE衛星的首次入軌高度為283 km，在大氣阻尼的作用下，降到273 km。入軌后進行了ITA點火測試和重力梯度儀校準，然后進行了無拖曳飛行[17]。通過首次無拖曳飛行測試數據描述了IPA入軌測試和在軌運行。

表1 T5離子推力器性能參數[14]

表2 IPCU主要技術指標[14]

表3 PXFA主要技術參數[14]

1.2 .1 入軌測試

推力器點火測試開始于2009年4月，首先對主推力器A的推力進行了調節，分別為1 mN、3 mN和8.3 mN三個典型推力。備份推力器B輸出推力為20 mN。測試過程中采用開環控制。測試表明主備份推力器均工作正常，工作參數的遙測數據與地面測試一致。

GOCE衛星的首次無拖曳飛行在2009年5月5日啟動，并在隨后的5月～6月間在無拖曳狀態下進行了重力梯度儀校準。IPA工作狀況如圖2所示，從圖中較平直線段可以看出，由于IPA系統工作把軌道維持在恒定高度。無拖曳飛行過程中的推力輸出最小為0.6 mN，最大為2.5 mN。由于太陽活動低于預計水平，因此衛星受到較小阻尼。

在無拖曳飛行測試過程中，主要分析了IPA工作參數的遙感數據，包括勵磁電流、陽極、主陰極、中和器、柵極和推力器的性能參數，并與ITA和IPA在地面上的測試數據做了對較[19]。ITA地面測試電源由地面支持設備（GSE）提供而不是IPCU模塊。

圖2 GOCE衛星前期軌道高度[18]

經過測試，勵磁電流數據與地面測試數據基本吻合，尤其是在1 mN附近散布了很多數據點，顯示出系統噪聲的影響。由于IPA在地面測試了3個推力點，因此繪制的勵磁電流為直線。另外在軌測試各推力點上保持時間較短，系統未達到熱平衡，而1 mN和8 mN推力點保持時間稍長，更比較接近地面測試數據。1～2 mN之間的高電流是因為預設在控制系統里的增益，但未設置在地面測試系統里。主陰極的觸持極和中和器的觸持極電壓遙測數據與地面測試基本一致，也顯示出低推力段的噪聲以及各推力測試點保持時間較短的特點。需要指出的是中和器的觸持電壓的遙測數據低于地面測試，這可解釋為在空間環境下中和器產生的電子與羽流耦合而引起等離子體阻抗降低。這種效應有增加趨勢并與推力成函數關系。陽極電壓在軌數據顯示與地面測試基本一致，但總體看來低于地面測試數據。加速柵電流遙測數據也與地面測試數據一致，其中在4.8 mN與8.3 mN推力上停留了較長時間。柵間距因溫度上升而變化，進而引起柵電流變化。而在地面測試中，數據測量是在熱平衡之后，因此曲線比較平滑。推力與加速柵電流近似為線性關系。主推力器A的功耗與地面測試非常吻合。但是兩臺推力器的在軌功耗都小于設計指標。

從以上的在軌遙測數據看（勵磁電流、觸持極電壓、陽極電壓、加速柵電流以及功耗）都比較接近地面測試結果，系統一致性較好。由于在推力測試點上保持時間較短，系統未達到熱平衡，實際工作性能更好。

1.2 .2 正式運行

重力場測量高度為254.9 km，同時IPA系統啟動用于維持此測量高度。分別從放電參數、柵極參數、束流故障以及ITA性能等方面進行分析。

放電參數：隨著系統的持續運行，推力器性能會下降（下降的因素包括柵極腐蝕和溫度變化），而閉環控制系統會自動地增加勵磁電流以保持性能穩定。柵極腐蝕會降低放電室中性體密度進而降低電離效率。而溫度變化主要是濺射堆積引起的，在地面測試時尤為明顯，但在軌道環境下此效應較小。

如圖3所示，給出2 mN推力與勵磁電流關系。從圖中可以看出此階段勵磁電流變化不大，說明引起推力器性能下降的因素比較微小。

通過分析5個時間段上選取的2次繞軌記錄的勵磁電流數據與推力關系，發現除了在1.5 mN推力上電流較大外，在軌數據與地面測試吻合。這個較大的電流是由于在IPCU里設置的增益f2，不同推力增益也不同。需要指出的是在2 mN推力散布眾多的數據點，是推力器在低推力時噪聲和快速勵磁電流調制引起（100 Hz）。

圖3 2 m N推力與勵磁電流關系

觸持極電壓預計在最初工作時應該逐漸下降。從總體表現看，中和器的觸持電壓要優于地面測試。通過分析五個時間段上選取的2次繞軌記錄的中和器的觸持電壓數據，發現中和器的觸持電壓隨推力增大而明顯下降，這點與在軌測試的結果一致。相比于勵磁電流，陽極電壓在1.5～2.5 mN段沒有突出變化。從長期看陽極性能沒有衰退的跡象。

柵極參數：2 mN推力所對應的加速柵電流比較恒定，但其變化范圍有擴大的趨勢，而且發現其在關機重啟后有微小變化，這個現象也與地面測試一致。由于高真空環境，遙測數據低于地面測試值。也沒有跡象表明系統性能在退化或者由柵極腐蝕引起的柵極高電流。由于系統一直在小推力范圍工作（2～3 mN），累積沖量僅為1.1×105Ns，占設計值的很少一部分，所以GOCE任務得以延長。

束流引出故障：一般由多方面因素引起，系統設計是一旦探測到束流引出故障，控制系統能立即重新啟動。而且從遙感信號里能夠區分放電室等離子體消失和柵極上多余物引起的故障類型。設計要求是系統能在2 s之內恢復推力輸出。如果未恢復，系統自動記錄并標記在IPCU遙感信號里，并把所有參數都記錄在數據管理系統里。

1.3 IPA總體性能

通過分析可知功耗需求與推力輸出成線性關系，遙測數據顯示實際功耗比地面測試稍低（最多100 W）。通常在一定推力下，由于柵極腐蝕，比沖應該隨運行時間增加而逐漸下降。但對于GOCE需求，其比沖盡可能保持恒定，推力器性能的衰退是通過調節勵磁電流來補償。

在初始階段推力輸出大都在2 mN，在這一低推力上受到大量噪聲影響，因此需求的推力與實際輸出的誤差比較大，偏差主要集中在±5%。對于高于3 mN的推力，誤差在±1%以內。推力輸出明顯增加，達到20.6 mN的系統極限值，如圖4所示。

圖5 大氣阻尼與F10.7和AP指數關系

1.4 T5離子推力器經驗總結與啟示

從T5推力器在GOCE的運行情況看，在軌性能非常穩定。主要系統參數都在設計范圍內，并且與地面測試一致，其中一些參數甚至優于地面測試。在無拖曳飛行過程中，推力器工作可靠，具體工作情況：

（1）對于推力輸出，在主要科學測量階段，推力值變化在1～7 mN之間，主要集中在2～3 mN推力上。需求推力跟實際輸出誤差＜0.1 mN；

（2）從遙測的工作電參數分析，推力器工作穩定，性能要優于地面測試，與初始設計一致；

（3）對于束流引出故障分析，主要是由于放電室內等離子體消失或柵極污染物的原因。總的來看，故障發生率較低，而且束流在8 s內自動恢復故障前推力輸出水平。

總之，Kaufman型離子推力器在低軌大氣IPA系統上的長期應用，運行穩定。加之低事故發生率、優良的性能說明該系統適用于未來同類型任務。T5離子推力器的成功應用得到的啟示是：對于高精度推力連續可調節，離子電推進有其獨特的優勢；維持衛星無阻尼飛行的離子電推進系統的推力連續可調節技術，需要聯合技術能力較強的專業單位對各個關鍵技術進行前期攻關研究，尤其對于控制算法要進行多輪迭代優化；推力連續可調節離子電推進的控制過程復雜，需要進行大量試驗數據來建立控制方程，因此前期的試驗要充分有效，同時對設計要根據空間應用條件進行充分全面的驗證。

2 無拖曳控制離子電推進的發展

重力梯度測量衛星等無拖曳飛行航天器已經列入發展計劃，針對應用需求的大氣阻尼補償系統、離子電推進系統的研究正處于需求論證。針對無拖曳控制需求，提出幾點建議想法：

（1）離子電推進已經有良好的技術基礎，在成熟技術的基礎上，結合前期研制的10 cm離子推力器原理樣機性能試驗，進行推力控制算法的試驗和理論研究，制定推力控制方案，結合推力器性能試驗進行比例推進劑流量技術和高精度高穩定性電源技術研究。推力調節方案采用電參數快速調節機制和流率慢速調節機制實現，推力連續可調并保持電推進的高性能優勢；

（2）無拖曳離子電推進的研制，應緊密結合地球重力場測量衛星需求和中低軌道航天器阻尼補償應用需求，在型號應用牽引下發展技術、研制產品，并通過航天器應用產生效益；

（3）鑒于國外在無拖曳控制離子電推進技術方面的先進水平和成功經驗，有許多成果和經驗可以借鑒和繼承，必要時對國內很難突破的瓶頸技術可以開展對外合作和技術引進。

3 結束語

大氣阻尼補償系統在GOCE衛星上的成功應用，使離子電推進作為航天器無拖曳控制推進系統的優勢得到充分體現。以重力梯度測量衛星為代表的無拖曳控制航天器的發展和應用將成為新的空間技術發展趨勢之一。在借鑒國外成功經驗的基礎上，結合科學探測規劃目標，及早開展無拖曳控制離子電推進的研制。

[1]胡堅.衛星重力學與重力衛星研究進展[J].國際地震動態，2003，43(12):1-3.

[2]王留朋，郭燕平.GOCE重力衛星在軍事七的應用前景分析[J].地理空間信息，2011，9(1):11-15.

[3]ESTEC，Gravity Exp1orer Mission(GEM)Requirements and Working Assumptions[R].ESA，1994.

[4]Fearn DG，The Gravity Exp1orer Mission:mode1ing the perfor?mance of the T5 ion thruster[R].QinetiQ，1995.

[5]Edwards C H，Wa11ace N C. The T5 Ion Propu1sion Assemb1y for Drag Compensation on GOCE[R].SP-569，Second Interna?tiona1 GOCE User Workshop，2004.

[6]Janson S W.The On-Orbit Ro1e of E1ectric Propu1sion[C]// AIAA，1993.

[7]Crofton M W.Testand Eva1uation of the T5(UK-10)Ion En?gine:Program Status[C]//AIAA，1994.

[8]Crofton M W.A Comprenhensive Test and Eva1uation Program for the UK-10（T5）Ion Engine[J].IEPC，1993，93（104）: 956-963.

[9]Edwards C H.Life Testing of the UK-10 Ion Propu1sion System [J].ESA，1997，SP（398）:701-706.

[10]顧左，達道安，胡長青，等.重力場測量衛星應用電推進技術[J].火箭推進，2005，31（2）:23-26。

[11]張天平，國外離子和霍爾電推進技術最新進展[J]，真空與低溫，2006，12(4):187-193.

[12]Po11ard J E，Jackson D E，Marvin D C.E1ectric Propu1sion F1ight Experience and Techno1ogy Readiness[J].AIAA，1993，93（222）:202-224.

[13]Fearn D G，Martin A R，Smith P.Ion Propu1sion Deve1op?mentin theUK[C]//AIAA，1993，29thJoint Propu1sion Con?ference and Exhibit，1993:321-343.

[14]Mundy D H，Fearn D G.Thrott1ing The T5 ion Engine Overa Wide Thrust Range[J].AIAA，1997，1212:562-573.

[15]Van Put P，Van der List M，Yuce V.Deve1opment of an ad?vanced Proportiona1 Xenon Feed Assemb1y for the GOCE spacecraft[C]//4th Space Propu1sion Conference，2004.

[16]Van Der List M，Van Put PAG，Yüce V，et a1.Next genera?tion e1ectrica1 propu1sion feed systems and spin-off micro-propu1sion components[C]//ISU 2006 Conference，Stras?bourg，France，2006：3-6.

[17]Rumme1 R，Muzi D，Drinkwater M，et a1.GOCE:Mission Overview and Ear1y Resu1ts[R].Norway:ESA 2010.

[18]Fehringer M，Muzi D，F1oberghagen R，et a1.GOCE Sate11ite Status and Mission Overview[R].Vienna:ESA，2010.

[19]Wa11ace N.The GCOE Ion Propu1sion Assemb1y-Lesson Learnt from the first 22 Months of F1ight Operation[C]//32nd Internationa1 E1ectric Propu1sion Conference，IEPC，2011.

SPACECRAFT DRAG-FREE FLIGHT BASEDON T5 ION THRUSTER

HUANG Yong-Jie，YANG Fu-Quan，JIAYan-Hui
（Scienceand Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institu te of Space Technology Physics，Lanzhou Gansu 730000，China）

GOCE is the first satellite in theworld using air drag compensation technology for scientificmeasurement mission，to bemore specific is for Gravity field and steady-state Ocean Circulation Explorerm ission.The British T5 ion thruster is the key unit in air drag com pensation system.Thanks to its excellent performance，it flaw lessly carried out the mission.It depicts the technical characteristics，working conditions and performance of T5 ion thruster from very beginning of orbit insertation until the end of themission，and summarizes theapplication of T5 ion thruster in air darg compensation system，eventually proposing suggestions for the developementand applicationsof air drag compensation system.

GOCE；air drag compensation；T5 ion thruster

V439+.4

A

1006-7086（2014）05-0272-06

10.3969/j.issn.1006-7086.2014.05.006

2014-05-10

黃永杰（1981-），男，山東萊州人，MSc.碩士，從事離子推力器推力控制及其關鍵組件研究。

E-mail：bazooka270@gmail.com